非涡核区域尾涡遭遇快速建模方法

基于Hallock-Burnham尾流速度模型,建立了尾涡流场、滚转力矩及最大坡度计算模型。通过对非涡核区域尾涡遭遇的仿真,计算尾涡流场中不同位置的飞机最大坡度,按坡度大小进行尾涡流场区域危险等级划分,确定流场中不同危险等级的分布范围;研究分析了飞机飞行高度、重量、马赫数以及前后机间隔等因素的变化对飞机尾涡遭遇的具体影响。通过案例分析计算,验证了模型的快速性,可用于尾涡流场非涡核区域危险性分析。     

飞机客舱性能化防火设计方法研究

为研究飞机客舱防火性能,基于性能化防火设计理念,结合安全线和疏散时间模型,利用计算机模拟仿真技术,提出了飞机客舱性能化防火设计方法。以A380飞机客舱为例,利用火灾模拟软件FDS和疏散仿真软件Pathfinder结合建立仿真模型,运用提出的飞机客舱性能化防火设计方法分析了3级客舱布置下的火灾疏散情况,验证了该方法的可行性及合理性。研究结果表明:2号、3号及4号出口在火灾疏散过程中存在危险;基于此结果对客舱火灾疏散方案进行了优化,保证火灾疏散过程的安全。方法不仅可对现有各型飞机的防火性能进行评估,为优化客舱布局及人员疏散方案提供支持,还可为国产大型飞机客舱防火设计提供参考。     

机翼前缘结构抗鸟撞分析研究

鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危害之一,同时也是一种突发性和多发性的飞行事故,造成了重大的经济损失和人员伤亡。因此,抗鸟撞设计成为飞机设计中必须考虑的要素之一。以机翼前缘缝翼结构为研究对象,通过大型非线性有限元分析软件PAM—CRASH,开展了飞机结构的抗鸟撞仿真设计研究。分析过程考虑了材料的非线性和结构的大变形特性;鸟体在高速撞击下采用SPH方法模拟。通过分析整个结构鸟撞的损伤失效过程,以及各部件能量耗散机理,明确机翼前缘缝翼结构各个部件在抗鸟撞设计中的作用,这些对于我国的大型飞机抗鸟撞设计将有参考价值。     

基于化工流程动态模拟的HAZOP分析方法

采用化工流程动态模拟与传统危险与可操作性分析(HAZOP)相结合的方法,从机理模型和工艺危害后果定量分析的角度出发,以芳烃联合装置中重芳烃精馏工艺和设备为研究对象,选取塔釜热负荷失控和塔顶冷凝器失效两种危害场景进行分析。结果表明,相对于传统HAZOP方法,基于机理模型的HAZOP方法可以定量预测危险事件后果,其模拟结果可以为设定关键工艺参数的报警值和联锁值提供理论依据。     

鸟撞飞机风挡数值模拟研究

目前,鸟撞是威胁航空安全的重要因素之一,飞机风挡抗鸟撞是飞机安全飞行的重要保证。首先介绍了鸟撞飞机风挡的研究现状,利用LS-DYNA3D对鸟撞飞机风挡进行数值模拟,通过建立飞机全尺寸圆弧风挡模型及鸟体简化模型,计算得到风挡结构的变形、位移、有效应力、可能发生破坏的位置、鸟体水平与垂直方向速度、加速度等数据结果。仿真结果表明,鸟撞飞机风挡是发生在毫秒量级的非线性冲击动力学行为,整个撞击过程约5.6 ms,在T=1.8 ms时刻,风挡承受的有效应力最大,为8.304×10~7Pa,鸟体垂直方向加速度达到1.5228×10~4m/s~2。同时,通过选取风挡三个网格单元,得到位移及有效应力变化历程,综合考虑位移和应变结果可知风挡正中心为受到鸟撞后最危险的部位,利用数值模拟方法进行鸟撞风挡分析,可减小时间成本,提高分析问题工作效率,为飞机风挡鸟撞适航验证提供更有效的方法。     

机舱火灾事故中人为因素的研究

讨论了如何利用危险评估技术来分析由人为失误和硬件失效引发的机舱失火这种危险，通过导致顶事件发生的为因素事件的定性和定量分析，提出了降低火灾危险发生概率的方法。     

飞机自动增压系统仿真实验的设计与实现

飞机增压系统是飞机安全保障环节之一,也是民航院校实验教学的重要一课,利用虚拟仪器技术及其开发环境LabVIEW的强大功能,能够解决民航飞机增压系统在实验教学中的应用,实现民航B737-300型飞机增压控制系统在自动工作模式下的仿真实验。通过飞机增压系统基本原理的分析,结合实验教学的需要,模拟了飞机飞行全过程的自动增压变化,具有自动变换增压程序,实时测量数据显示,图形化实验数据输出等特点,并能够显示自动模式失效以及座舱高度警告等等。     

正常固结黏土边坡可靠度随机有限元分析

基于概率和统计理论,对适用于正常固结黏土边坡的不排水强度随机场进行模拟,得到不排水强度均值从0开始随深度线性增长的非平稳随机场模型.基于生成的非平稳随机场模型,建立考虑参数空间变异特性的正常固结黏土边坡随机有限元分析方法,从而揭示不排水强度参数空间变异特性对正常固结黏土边坡可靠度及破坏机制的影响规律.通过对比分析发现:边坡的安全系数较小时,若采用正态分布假设不排水强度,则会低估边坡的失效概率,得到非保守的结果;此时,存在一个最危险相关距离,边坡的失效概率最大.当边坡不排水强度变异系数较大时,结合随机有限元分析得到破坏机制比确定性分析得到的最深滑动面更深.     

自动驾驶空中失效的影响分析与决策

通过对MCP面板空中故障导致自动驾驶失效和由此引起的飞机相关系统影响的分析,提出了该情况下的建议性对策和排故方法。     

面向精密装配的零件形状误差评价参数确定方法

针对传统的以最小包容原则为基础的形状误差评价方法不足以定量描述形状误差分布和装配精度关系的现状,提出了面向装配精度的零件表面形状误差评价参数的确定方法.首先通过分析实际加工表面的检测参数确定非高斯模拟的输入参数,以非高斯平面模拟方法生成切削加工表面,以小波滤波获得表面形状误差,建立并提取能够表征表面形状误差分布的表征参数;将滤波后的表面通过接触点搜索的方法来模拟装配,计算装配后的第二个零件的空间方位变化的分布参数;通过相关分析确定零件形状误差表征参数和装配后零件空间方位分布参数的关系,确定形状误差评价参数,实现表面几何分布表征参数与装配精度关系的定量描述,为优化装配工艺从而提高装配精度提供科学依据.      

倾转旋翼机模拟平台建模与仿真

建立倾转旋翼机数学模型是设计其合理的飞行控制律的基础。通过分析模拟平台的运动特点,运用L agrange动力学方法对倾转旋翼机模拟平台进行建模。实验结果表明,模型有效地反映了倾转旋翼机的短舱在倾转过程中,短舱倾转角与飞机姿态之间的动态关系。由于平台的纵向、横向运动、短舱倾转之间存在很强的交叉耦合特性;另外,该平台是一个高阶非线性系统,在一定程度上像倾转旋翼机,为更进一步研究倾转旋翼机提供了很好的实验平台。     

基于多尺度奇异谱分析的转子碰磨诊断的数值仿真

针对从系统时间响应谱分析的角度研究转子碰磨故障的识别和诊断问题，提出了一种新的基于多尺度奇异谱分析的故障诊断方法．该方法首先建立转子碰磨模型，并用龙格一库塔法求解碰磨转子的运动方程得到碰磨转子的时间响应；其次构造了一种简单的多尺度奇异谱分析方法，用不同尺度下的各阶经验正交函数作为分析函数；最后用提出的多尺度奇异谱分析方法分析了碰磨转子和正常转子的时间响应信号．数值仿真结果表明，具有数据自适应的分析函数能够捕获信号的不同特征，通过比较不同阶次的分析函数分析的结果，可以有效地对转子碰磨进行识别和诊断．     

民用航空发动机限寿件适航符合性方法

 针对中国民用大涵道比涡扇发动机型号取证的需要,开展发动机限寿件适航符合性方法研究.分析欧美航空发动机限寿件适航要求的安全目标,对AC33.70-1和AMC515发动机限寿件定寿方面的适航符合性要求进行读解分析.以典型航空发动机为例,研究了限寿件的判定方法,分析发动机限寿件适航审定过程中的关键环节,从发动机载荷谱制定、材料性能数据、安全寿命制定3个方面给出航空发动机限寿件适航符合性验证的关键流程和方法.参考国外设计标准给出限寿件应力分析和试验方案设计流程,给出限寿件寿命散度系数的获取方法.本研究为编制航空发动机限寿件的适航指南提供参考依据.     

基于散射电场的飞机旋翼多普勒回波模拟

旋翼飞机飞行过程中会产生具有独特多普勒特征的雷达回波,通过对旋翼回波的准确模拟,可为不同类型飞机的精确识别提供重要依据.针对现有散射点叠加算法的假设缺陷,从目标高频电磁散射理论出发,提出了基于散射电场的飞机旋翼回波模拟方法.依据电磁散射场与雷达回波方程间的数学关系,发现目标回波的基带信号与目标后向散射电场的复振幅矢量具有一致性,基于此采用物理光学—矩量混合算法,求解飞机旋翼的散射电场;并通过短时傅里叶变换模拟得到旋翼的时频回波.最后,通过与传统散射点积分算法进行仿真对比,同时分析了不同桨叶角对旋翼回波信号的影响规律,验证了所提方法的正确性和优越性,实现了散射电场下飞机旋翼多普勒回波的准确获取,为后续研究飞机的精确识别奠定了理论基础.     

直升机旋翼前飞状态下的气动弹性分析

建立一种旋翼前飞状态下的旋翼气动弹性分析模型,模型中采用松耦合方法集成高精度计算流体力学(CFD)气动模型。采用Green应变以及几何精确的弹性运动及变形的几何关系式;并通过Hamilton建立旋翼动力学方程。采用基于N-S控制方程的CFD气动模型,采用滑移网格技术实现桨叶运动。通过计算SA349/2直升机前飞状态下的挥舞、摆振振动载荷,对比试验数据,验证建立的气动弹性分析模型。结果表明,集成CFD的气弹模型能有效提高振动载荷预估精度,对于高阶谐波载荷的计算有很大的提高。     

基于S-ALE流固耦合方法的飞机水上迫降动力学数值分析

对飞机水上迫降数值分析而言,结构与流体耦合作用方式是水上迫降研究的核心问题,在一定程度上决定了数值分析的成败。一种基于结构化任意拉格朗日-欧拉算法(S-ALE)的耦合方法用于刻画水上迫降过程中的飞机与水的相互作用。采用S-ALE流固耦合方法开展了飞机水上迫降动力学分析,提取飞机的俯仰姿态和过载的变化规律,并与传统的ALE罚函数耦合方法以及相关实验结果进行对比。结果显示:相对于传统的ALE罚函数耦合方法,S-ALE流固耦合方法较好地避免了流体的渗漏,能够有效预测飞机的二次抬头现象。与实验对比,S-ALE流固耦合方法所预测到的俯仰姿态角和过载曲线与实验数据基本吻合。     

飞行器渐变加速对碰摩转子系统振动响应的影响

研究渐变加速的飞行器内碰摩转子系统的非线性特性。研究模型为光滑处理后的连续的Jeffcott转子碰摩模型。通过一无穷次可微的实函数生成的函数来模拟飞行器的渐变加速度变化，并假设飞行器在垂直平面内运动。研究结果表明：原已碰摩的系统会因飞行器的加速而加剧碰摩：原未碰摩的转子系统会因飞行器加速造成的振幅增大而引起转子与静子碰摩：飞行器的加速可能改变转子系统的稳定性：不同的渐变加速方式会使飞行器内的转子系统呈现不同的非线性行为。     

自由飞行下基于事件树的碰撞风险评估模型

为了保障自由飞行下的飞行安全,需要评估自由飞行下飞机的碰撞风险。考虑到飞机碰撞事故的发生是飞机发生冲突事件、机载防撞系统告警失败事件和飞行员干预失败事件相互作用的结果,建立飞机发生碰撞的事件树模型。由于不同事件对碰撞影响的机理不同,采用不同方法进行分析和建模。首先,运用随机微分方程法分析通信导航监视性能对冲突概率的影响;其次,运用集对分析法分析机载防撞系统可靠性对碰撞风险的影响;最后,运用贝叶斯网络分析飞行员可靠性对碰撞风险的影响。给出算例验证了模型的可行性。     

基于视觉的四旋翼飞行器稳定飞行控制

针对室内四旋翼搭载的常规惯性测量单元采集的速度具有很大误差, 在实际飞行过程中无法定点悬停的问题, 搭建了一套基于视觉的小型室内四旋翼飞行器, 应用串级比例、积分、微分控制算法(PID: Proportion Integral Differential)控制飞行器。实验结果显示, 此方法有效解决了室内或密闭环境下四旋翼在悬停飞行过程中水平漂移的问题, 能使四旋翼飞行器在室内的环境下平稳飞行。